JP2016535826A - Diffuser for mixing vortices produced by struts - Google Patents

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Abstract

ガスタービンエンジンは、環状ガス通路を形成する内側および外側シュラウド、ならびに内側シュラウドを外側シュラウドに接続する複数のストラットを有する。翼形シールドはストラットを包囲しており、シールドのそれぞれは、シールドの前縁から下流端部に向かって下流軸方向に延びる弦軸線を規定する上流前縁を有する本体を含む。後縁フラップは、各シールドの下流端部に配置されており、後縁フラップは第１および第２のスパン方向部分を有する。第１のスパン方向部分は、本体の弦軸線に対して所定の角度に流れを方向付けるように向けられており、第２のスパン方向部分は、第１のスパン方向部分の角度とは異なる角度の方向に流れを方向付けるように向けられている。The gas turbine engine has inner and outer shrouds that form an annular gas passage, and a plurality of struts that connect the inner shroud to the outer shroud. The airfoil shields surround the struts, each shield including a body having an upstream leading edge defining a chord axis extending in a downstream axial direction from the leading edge of the shield toward the downstream end. A trailing edge flap is disposed at the downstream end of each shield, and the trailing edge flap has first and second spanwise portions. The first span direction portion is oriented to direct the flow at a predetermined angle relative to the chord axis of the body, and the second span direction portion is an angle different from the angle of the first span direction portion. Is directed to direct the flow in the direction of.

Description

本発明は、一般にタービンエンジンに関し、特にタービンエンジン用の排気ディフューザに関する。   The present invention relates generally to turbine engines, and more particularly to an exhaust diffuser for a turbine engine.

図１を参照すると、タービンエンジン１０は、一般に、圧縮機セクション１２と、燃焼器セクション１４と、タービンセクション１６と、排気セクション１８とを有する。作動時には、圧縮機セクション１２は周囲空気を引き込み、空気を圧縮することができる。圧縮機セクション１２からの圧縮空気は、燃焼器セクション１４内の１つ又は複数の燃焼器２０に進入することができる。圧縮空気を燃料と混合することができ、空気・燃料混合物を燃焼器２０において燃焼させて、高温作動ガスを形成する。高温ガスをタービンセクション１６へ送ることができ、そこで、高温ガスは、固定翼と回転翼の交互の列を通って膨張させられ、ロータ２６を駆動することができる動力を発生させるために利用される。タービンセクション１６から出た膨張したガスは、排気セクション１８を通じてエンジン１０から排出することができる。   With reference to FIG. 1, the turbine engine 10 generally includes a compressor section 12, a combustor section 14, a turbine section 16, and an exhaust section 18. In operation, the compressor section 12 can draw in ambient air and compress the air. Compressed air from the compressor section 12 can enter one or more combustors 20 in the combustor section 14. Compressed air can be mixed with fuel and the air / fuel mixture is combusted in combustor 20 to form hot working gas. Hot gas can be sent to the turbine section 16 where the hot gas is expanded through alternating rows of stationary and rotating blades and utilized to generate power that can drive the rotor 26. The The expanded gas exiting the turbine section 16 can be exhausted from the engine 10 through the exhaust section 18.

排気セクション１８はディフューザ２８として構成することができる。ディフューザ２８は、外側シェル３０と、中央ボディまたはハブ３２と、支持ストラット３６によって支持されたテールコーン３４との間に形成された、拡開するダクトであってもよい。排気ディフューザ２８は、排気流の速度を低下させ、これにより、タービンの最終段を横切って膨張する排ガスの差圧を増大させるように機能することができる。幾つかの従来のタービン排気セクションでは、流体流れ方向で排気ダクトの断面積を次第に増大させ、これにより排気ダクト内を流れる流体を膨張させることによって、排気の拡散が達成されており、通常は、設計作動条件における作動を最適化するように設計されている。これに加えて、ガスタービンエンジンは、一般に、設計点において望ましいディフューザ入口条件を提供するように設計されており、この設計点では、タービンセクション１６から通過する排気流は、通常、流速およびスワールの、半径方向でバランスの取れた分配を有するように設計されている。   The exhaust section 18 can be configured as a diffuser 28. The diffuser 28 may be an expanding duct formed between the outer shell 30, the central body or hub 32, and the tail cone 34 supported by the support struts 36. The exhaust diffuser 28 can function to reduce the speed of the exhaust flow, thereby increasing the differential pressure of the exhaust gas expanding across the final stage of the turbine. In some conventional turbine exhaust sections, exhaust diffusion is achieved by gradually increasing the cross-sectional area of the exhaust duct in the direction of fluid flow, thereby expanding the fluid flowing through the exhaust duct. Designed to optimize operation at design operating conditions. In addition, gas turbine engines are generally designed to provide the desired diffuser inlet conditions at a design point, where the exhaust flow passing from the turbine section 16 is typically flow rate and swirl. Designed to have a balanced distribution in the radial direction.

ガスタービンエンジンの作動の様々な変化は、ディフューザ入口において最適でない流れ条件を生じることがあり、特に、ディフューザに進入する、半径方向に歪められた流れを生じる可能性がある。例えば、非設計作動点、例えば、部分負荷運転または非設計周囲空気入口温度における作動の結果、ディフューザに進入する、半径方向で不均一な速度分布を生じることがある。また、エンジンの出力を増大するためなどの既存のエンジンの再設計は、ディフューザ内への流れを制御する構造が、エンジンを通る流れ条件に影響する変化のために再構成されていないと、ディフューザ入口において最適でない流れ条件を生じることがある。   Various changes in gas turbine engine operation can result in sub-optimal flow conditions at the diffuser inlet, and in particular can result in a radially distorted flow entering the diffuser. For example, operation at non-design operating points, such as part load operation or non-design ambient air inlet temperature, may result in a radially non-uniform velocity distribution entering the diffuser. Also, existing engine redesigns, such as to increase engine power, require that the structure controlling the flow into the diffuser is not reconfigured due to changes that affect the flow conditions through the engine. Non-optimal flow conditions may occur at the inlet.

本発明の１つの態様によれば、タービン排気セクションを有するガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、同心状に間隔を置いて配置された一対のリングと、リングの間に半径方向に延び、リングを接続および支持した複数のストラット構造とを有する。ストラット構造は、回転ブレードの最終列の下流に支持されており、エンジンを通る軸方向ガス流の方向に延在した弦寸法を有する本体部分を有しており、本体部分の上流端部からストラット構造の下流端部に向かって下流方向へ延びる弦軸線を規定している。後縁フラップは、各本体部分の下流端部に配置されており、後縁フラップは第１および第２のスパン方向部分を有する。第１のスパン方向部分は、本体部分の弦軸線に対して所定の角度に流れを方向付けるように向けられており、第２のスパン方向部分は、第１のスパン方向部分の角度とは異なる角度の方向に流れを方向付けるように向けられている。   According to one aspect of the invention, a gas turbine engine having a turbine exhaust section is provided. The gas turbine engine has a pair of concentrically spaced rings and a plurality of strut structures that extend radially between the rings and connect and support the rings. The strut structure is supported downstream of the last row of rotating blades and has a body portion having a chord dimension extending in the direction of axial gas flow through the engine, struts from the upstream end of the body portion. A chord axis is defined that extends in a downstream direction toward the downstream end of the structure. A trailing edge flap is disposed at the downstream end of each body portion, and the trailing edge flap has first and second spanning portions. The first span direction portion is oriented to direct the flow at a predetermined angle relative to the chord axis of the body portion, and the second span direction portion is different from the angle of the first span direction portion. Directed to direct the flow in the direction of the angle.

第１のスパン方向部分は、弦軸線の第１の側への方向でフラップ角を規定してよく、第２のスパン方向部分は、弦軸線の、第１の側とは反対の第２の側への方向でフラップ角を規定してよい。   The first span direction portion may define a flap angle in a direction toward the first side of the chord axis, and the second span direction portion is a second end of the chord axis opposite the first side. The flap angle may be defined in the direction to the side.

第１のスパン方向部分のフラップ角の方向は、周方向で隣接する第１のスパン方向部分に関して交互になっていてもよく、第２のスパン方向部分のフラップ角の方向は、周方向で隣接する第２のスパン方向部分に関して交互になっていてもよい。   The direction of the flap angle of the first span direction portion may be alternating with respect to the first span direction portion adjacent in the circumferential direction, and the direction of the flap angle of the second span direction portion is adjacent in the circumferential direction The second span direction portion may be alternated.

各第１のスパン方向部分のフラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられてもよく、各第２のスパン方向部分のフラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられてもよい。   The direction of the flap angle of each first span direction portion may be all directed in the same direction, and the direction of the flap angle of each second span direction portion may be all directed in the same direction.

第１のスパン方向部分は、スパン方向中間位置から、ストラット構造に沿ってリングのうちの内側のリングに向かって延びていてもよく、第２のスパン方向部分は、中間位置からリングのうちの外側のリングに向かって延びていてもよい。   The first span direction portion may extend from the intermediate span direction position along the strut structure toward the inner ring of the ring, and the second span direction portion may extend from the intermediate position of the ring. It may extend towards the outer ring.

スパン方向中間位置は、本体のスパン中央に位置してもよい。   The intermediate position in the span direction may be located at the center of the span of the main body.

ストラット構造は、翼形シールドによって包囲されたストラットを有してもよく、ストラット構造は、エンジン用の排気ディフューザの上流端部に配置されていてもよい。   The strut structure may have a strut surrounded by an airfoil shield, and the strut structure may be located at the upstream end of an exhaust diffuser for an engine.

第１および第２のスパン方向部分は、本体に対して可動であってもよく、第１のスパン方向部分は、第２のスパン方向部分から独立して可動であってもよい。   The first and second span direction portions may be movable with respect to the body, and the first span direction portion may be movable independently of the second span direction portion.

ストラット構造は、平坦なディバイダを含んでもよい。この平坦なディバイダは、第１および第２のスパン方向部分の間のスパン方向移行部と交差する軸方向および周方向に延びる平面に位置しており、第１および第２のスパン方向部分の間の半径方向流れを制限する。   The strut structure may include a flat divider. The flat divider is located in an axially and circumferentially extending plane that intersects the spanwise transition between the first and second spanning portions and between the first and second spanning portions. Restrict the radial flow of

本発明の別の態様によれば、排気ディフューザを有するガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、環状ガス通路を形成する内側シュラウドおよび外側シュラウド、ならびに内側シュラウドを外側シュラウドに接続する複数のストラットを有する。ストラットは、回転ブレードの最終列の下流においてガス通路内に配置されている。翼形シールドはストラットを包囲しており、各シールドは、シールドの前縁から下流端部に向かって下流軸方向に延びる弦軸線を規定する、上流前縁を有する本体を含む。後縁フラップは、各シールドの下流端部に配置されており、後縁フラップは第１および第２のスパン方向部分を有する。第１のスパン方向部分は、本体の弦軸線に対して所定の角度に流れを方向付けるように向けられており、第２のスパン方向部分は、第１のスパン方向部分の角度とは異なる角度の方向に流れを方向付けるように向けられている。   According to another aspect of the invention, a gas turbine engine having an exhaust diffuser is provided. The gas turbine engine has an inner shroud and an outer shroud that form an annular gas passage, and a plurality of struts that connect the inner shroud to the outer shroud. The strut is disposed in the gas passage downstream of the last row of rotating blades. Airfoil shields surround the struts, each shield including a body having an upstream leading edge that defines a chord axis extending in a downstream axial direction from the leading edge of the shield toward the downstream end. A trailing edge flap is disposed at the downstream end of each shield, and the trailing edge flap has first and second spanwise portions. The first span direction portion is oriented to direct the flow at a predetermined angle relative to the chord axis of the body, and the second span direction portion is an angle different from the angle of the first span direction portion. Is directed to direct the flow in the direction of.

各シールドのために、第１のスパン方向部分は、弦軸線の第１の側への方向でフラップ角を規定してよく、第２のスパン方向部分は、弦軸線の、第１の側とは反対の第２の側への方向でフラップ角を規定してよい。   For each shield, the first span direction portion may define a flap angle in a direction toward the first side of the chord axis, and the second span direction portion is defined on the first side of the chord axis. May define the flap angle in the direction to the opposite second side.

第１のスパン方向部分のフラップ角の方向は、周方向で隣接する第１のスパン方向部分に関して交互になっていてよく、第２のスパン方向部分のフラップ角の方向は、周方向で隣接する第２のスパン方向部分に関して交互になっていてよい。   The direction of the flap angle of the first span direction portion may be alternating with respect to the first span direction portion adjacent in the circumferential direction, and the direction of the flap angle of the second span direction portion is adjacent in the circumferential direction. Alternately with respect to the second span direction portion.

各第１のスパン方向部分のフラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられていてもよく、各第２のスパン方向部分のフラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられていてもよい。   The directions of the flap angles of the respective first span direction portions may all be directed in the same direction, and the directions of the flap angles of the respective second span direction portions may all be directed in the same direction.

第１のスパン方向部分は、スパン方向中間位置から、シールドに沿って内側シュラウドに向かって延びていてもよく、第２のスパン方向部分は、中間位置から外側シュラウドに向かって延びていてもよい。   The first span direction portion may extend from the intermediate span position toward the inner shroud along the shield, and the second span direction portion may extend from the intermediate position toward the outer shroud. .

スパン方向中間位置は、シールドのスパン中央に位置してもよい。   The intermediate position in the span direction may be located at the center of the span of the shield.

第１および第２のスパン方向部分は、弦軸線に対して可動であってもよい。   The first and second spanwise portions may be movable relative to the chord axis.

第２のスパン方向部分から独立した移動において第１のスパン方向部分を作動させるために、第１および第２のスパン方向部分にアクチュエータが接続されていてもよい。   Actuators may be connected to the first and second spanning portions for actuating the first spanning portion in movement independent of the second spanning portion.

ストラット構造は、平坦なディバイダを含んでもよく、この平坦なディバイダは、第１および第２のスパン方向部分の間のスパン方向移行部と交差する軸方向および周方向に延びる平面に位置しており、半径方向流れを制限しかつ第１および第２のスパン方向部分の間の機械的剛性を高める。   The strut structure may include a flat divider, the flat divider being located in an axially and circumferentially extending plane that intersects the span transition between the first and second spanning portions. Restrict radial flow and increase the mechanical stiffness between the first and second spanned portions.

本明細書は、本発明を特に指摘し、かつ本発明を明瞭に請求する請求項によって完結するが、同じ参照符号が同じ要素を表している添付の図面に関連した以下の説明から、本発明はよりよく理解されると考えられる。   DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The specification concludes with the claims particularly pointing out and distinctly claiming the invention, from the following description in conjunction with the accompanying drawings, wherein like reference numerals represent like elements, and in which: Will be better understood.

既知のタービンエンジンを部分的に断面で示した透視図である。1 is a perspective view, partially in section, of a known turbine engine. 本発明の態様に従って構成されたタービンエンジンの排気ディフューザセクションの側面断面図である。1 is a side cross-sectional view of an exhaust diffuser section of a turbine engine configured in accordance with aspects of the present invention. FIG. 本発明の複数の態様を例示するストラット構造の拡大透視図である。FIG. 6 is an enlarged perspective view of a strut structure illustrating a plurality of aspects of the present invention. 一列のストラット構造の第１の構成を示す透視図である。It is a perspective view which shows the 1st structure of the strut structure of a row. 一列のストラット構造の第２の構成を示す透視図である。It is a perspective view which shows the 2nd structure of the strut structure of a row. ストラット構造の後縁フラップに対する選択的な変更を示す透視図である。FIG. 6 is a perspective view showing selective changes to the trailing edge flap of the strut structure. ストラット構造の後縁フラップのための代替的な構成を示す透視図である。FIG. 6 is a perspective view of an alternative configuration for a trailing edge flap of a strut structure. 本発明の１つの態様に従って生ぜしめられた流れパターンを示す、ディフューザの前から後への方向で見た概略端面図である。FIG. 3 is a schematic end view of the diffuser as viewed from the front to the rear showing the flow pattern produced in accordance with one aspect of the present invention. ストラット構造の後縁の選択的な変更を示す、半径方向内向きに見た平面図である。FIG. 6 is a plan view seen inward in the radial direction showing selective modification of the trailing edge of the strut structure.

好適な実施の形態の以下の詳細な説明において、その一部を形成する添付の図面が参照され、図面には、例として、限定としてではなく、発明を実施可能な特定の好適な実施の形態が示されている。本発明の思想および範囲から逸脱することなく、その他の実施の形態が使用されてもよく、変更がなされてもよいことが理解されるべきである。   In the following detailed description of the preferred embodiments, reference is made to the accompanying drawings that form a part hereof, and in which is shown by way of illustration and not limitation, specific preferred embodiments in which the invention may be practiced. It is shown. It is to be understood that other embodiments may be used and changes may be made without departing from the spirit and scope of the present invention.

本発明の１つの態様によれば、ディフューザの半径方向内側および外側の領域の間の流速分布の均一性の改良を含む、ディフューザを通過する流れの半径方向の混合を増加させることによって、改良されたディフューザ性能を提供するディフューザ設計が説明される。本明細書において説明されるディフューザの典型的な適用において、ハブにおける強い速度分布の一般的な発生は、本発明によって、内側境界（ハブ）の近くのより高速の流れを外方へ移動させ、外側境界の近くのより低速の流れを内方へ移動させるスワール流を形成し、その結果、流れの混合を生ぜしめることによって、解決することができる。   In accordance with one aspect of the present invention, improved by increasing the radial mixing of the flow through the diffuser, including improving the uniformity of the flow velocity distribution between the radially inner and outer regions of the diffuser. Diffuser designs that provide diffuser performance are described. In the typical application of the diffuser described herein, the general occurrence of a strong velocity distribution at the hub causes the faster flow near the inner boundary (hub) to move outward, according to the present invention, This can be solved by creating a swirl flow that moves inward the slower flow near the outer boundary, resulting in flow mixing.

図２は、本発明の態様に従って構成されたガスタービンエンジンの排気ディフューザ４０の一部を含む排気セクションを示している。排気ディフューザ４０は、図１に示されたエンジン１０のタービンセクション１６に対応してもよい、エンジンのタービンセクションの回転ブレードの最終列の下流にある。排気ディフューザ４０は、タービンセクションから出てくる排気流または排ガス４４を受け取ることができる入口４２を有する。排気ディフューザ４０は、内側リングを含んでもよい内側境界４６と、外側リングを含んでもよい外側境界４８とを有する。外側境界４８は、内側境界４６から半径方向に間隔を置いて配置されており、内側および外側境界４６，４８の間には流路５０が形成されている。流路５０は、略環状であってもよいし、またはあらゆるその他の適切な構成を有してもよい。   FIG. 2 illustrates an exhaust section that includes a portion of an exhaust diffuser 40 of a gas turbine engine constructed in accordance with an aspect of the present invention. The exhaust diffuser 40 is downstream of the last row of rotating blades in the turbine section of the engine, which may correspond to the turbine section 16 of the engine 10 shown in FIG. The exhaust diffuser 40 has an inlet 42 that can receive an exhaust stream or exhaust gas 44 exiting the turbine section. The exhaust diffuser 40 has an inner boundary 46 that may include an inner ring and an outer boundary 48 that may include an outer ring. The outer boundary 48 is radially spaced from the inner boundary 46, and a flow path 50 is formed between the inner and outer boundaries 46, 48. The flow path 50 may be generally annular or may have any other suitable configuration.

外側境界４８は、流路５０の外側境界４８を形成する、内側周囲表面５４を有するディフューザシェル５２を含むものとして示されている。ディフューザシェル５２は、排気ディフューザ４０の軸方向長さ（その一部のみが図２に示されている）を規定している。軸方向長さは、ディフューザシェル５２の上流端部５３から下流端部５５まで延びている。   The outer boundary 48 is shown as including a diffuser shell 52 having an inner peripheral surface 54 that forms the outer boundary 48 of the flow path 50. The diffuser shell 52 defines the axial length of the exhaust diffuser 40 (only part of which is shown in FIG. 2). The axial length extends from the upstream end 53 to the downstream end 55 of the diffuser shell 52.

内側境界４６は、ハブ５８とも呼ばれる中央ボディによって規定することができる。ハブ５８は、略円筒状であってもよく、上流端部６０および下流端部６２を有してもよい。「上流」および「下流」とは、排気ディフューザセクション４０を通る流体流れの方向に関する、これらの部分の概略的な位置を表す意図である。ハブ５８は、複数の半径方向に延びるストラット構造６４によって、ディフューザシェル５２に接続および支持されており、ストラット構造６４は、図３に示したように、ストラットライナまたはシールド６８によって包囲された構造的ストラット６６を含んでもよい。ストラット構造６４は、図８にストラット構造６４Ａ〜６４Ｆによって概略的に示されているように、一列で周方向に整列して配置されている。ストラット構造６４のうちの１つまたは複数は、例えばサービスラインなどの導管のための通路を提供してもよく、例えば、ハブ５８内のベアリングハウジング（図示せず）まで延びる典型的なオイルライン７０が示されている。 Inner boundary 46 may be defined by a central body, also referred to as hub 58. The hub 58 may be substantially cylindrical and may have an upstream end 60 and a downstream end 62. “Upstream” and “downstream” are intended to represent the approximate location of these portions with respect to the direction of fluid flow through the exhaust diffuser section 40. The hub 58 is connected and supported to the diffuser shell 52 by a plurality of radially extending strut structures 64, which are structurally surrounded by a strut liner or shield 68, as shown in FIG. A strut 66 may be included. Strut structure 64, as shown schematically in Figure 8 by the strut structure 64 A to 64 F, and is aligned in the circumferential direction in one row. One or more of the strut structures 64 may provide a passage for a conduit, such as a service line, for example, a typical oil line 70 that extends to a bearing housing (not shown) in the hub 58. It is shown.

図２を参照すると、内側境界４６は、テールコーン７２によって規定されてもよい。テールコーン７２は、あらゆる適切な形式でハブ５８の下流端部６２に取り付けられた上流端部を有する。好適には、テールコーン７２は、下流方向へ延びるハブ５８の下流端部６２からテーパしている。ハブ５８およびテールコーン７２は、実質的にディフューザシェル５２と同心状であってよく、流路５０の中心軸線に対応する共通の長手方向軸線７１を共有することができる。ディフューザシェル５２の内面５４は、下流方向へ長手方向軸線７１から拡開するように向けられている。このため、流路５０の少なくとも一部は略円錐形である。   With reference to FIG. 2, the inner boundary 46 may be defined by a tail cone 72. The tail cone 72 has an upstream end attached to the downstream end 62 of the hub 58 in any suitable manner. Preferably, the tail cone 72 tapers from the downstream end 62 of the hub 58 extending in the downstream direction. The hub 58 and tail cone 72 can be substantially concentric with the diffuser shell 52 and can share a common longitudinal axis 71 corresponding to the central axis of the flow path 50. The inner surface 54 of the diffuser shell 52 is oriented to expand from the longitudinal axis 71 in the downstream direction. For this reason, at least a part of the flow path 50 has a substantially conical shape.

図３を参照すると、各ストラットシールド６８は、空力的翼形を備えて形成されていてもよい。例示されたストラットシールド６８は、本体部分を規定しており、上流端部７４における前縁と、下流端部７６における後縁と、上流および下流端部７４，７６の間に軸方向にすなわち流路５０を通るガス流の方向に延びる反対の側７８ａ，７８ｂと、を有している。弦軸線ＡＣは、上流端部７４から下流方向へ延びる反対の側７８ａ，７８ｂによって規定されている。弦軸線ＡＣの軸方向は、長手方向軸線７１に対して平行であってよいし、または長手方向軸線７１に対して傾斜していてもよいし、または排気セクションの特定の構造的および／または流れ特性によって決定されてもよい。 Referring to FIG. 3, each strut shield 68 may be formed with an aerodynamic airfoil. The illustrated strut shield 68 defines a body portion and is axially or flow between the leading edge at the upstream end 74, the trailing edge at the downstream end 76, and the upstream and downstream ends 74, 76. And opposite sides 78a, 78b extending in the direction of gas flow through the passage 50. Chordal axis A C, the opposite side 78a extending from the upstream end 74 to the downstream direction, is defined by 78b. Axial chord axis A C may or be parallel to the longitudinal axis 71, or even may be inclined relative to the longitudinal axis 71, or a particular structural and / or the exhaust section It may be determined by flow characteristics.

本発明の１つの態様によれば、後縁フラップ８０は、ストラットシールド６８の下流端部７６に配置されており、ほぼ平坦な第１のフラップ部分８０ａおよびほぼ平坦な第２のフラップ部分８０ｂを含む、第１および第２のスパン方向部分を有する。第１のフラップ部分８０ａは、中間位置８２からストラットシールド６８の半径方向スパンに沿ってハブ５８におけるまたはハブ５８に隣接した半径方向内側位置に向かって延びており、第２のフラップ部分８０ｂは、中間位置８２から、ディフューザシェル５２におけるまたはディフューザシェル５２に隣接した半径方向外側位置に向かって延びている。例示された構成における中間位置は、ストラットシールド６８のスパン中央に位置しているが、フラップ部分８０ａ，８０ｂの間の境界を規定する中間位置は、その他のスパン方向位置に選択されてもよいことが理解されるであろう。   In accordance with one aspect of the present invention, the trailing edge flap 80 is disposed at the downstream end 76 of the strut shield 68 and includes a substantially flat first flap portion 80a and a substantially flat second flap portion 80b. And having first and second spanwise portions. The first flap portion 80a extends from the intermediate position 82 along the radial span of the strut shield 68 toward a radially inward position at or adjacent to the hub 58, and the second flap portion 80b is Extending from the intermediate position 82 is a radially outward position at or adjacent to the diffuser shell 52. The intermediate position in the illustrated configuration is located in the center of the span of the strut shield 68, but the intermediate position defining the boundary between the flap portions 80a, 80b may be selected for other span direction positions. Will be understood.

第１および第２のフラップ部分８０ａ，８０ｂは、ディフューザ４０内へ進入しかつディフューザ４０を通過する排ガスの流れを変化させるように、独立して向けられる。特に、不均一な半径方向速度分布でディフューザに進入する排気流は、速度分布の均一性を高めるために後縁フラップ８０によって変化させられてもよく、第１および第２のフラップ部分８０ａ，８０ｂは、流路５０のスパンを横切る速度分布の変化を減じるために流れの半径方向混合を提供するように位置決めされてもよい。   The first and second flap portions 80a, 80b are independently oriented to change the flow of exhaust gas entering the diffuser 40 and passing through the diffuser 40. In particular, the exhaust flow entering the diffuser with a non-uniform radial velocity distribution may be varied by the trailing edge flap 80 to enhance the uniformity of the velocity distribution, and the first and second flap portions 80a, 80b. May be positioned to provide radial mixing of the flow to reduce changes in velocity distribution across the span of the flow path 50.

第１のフラップ部分８０ａの向きは、ストラットシールド６８の下流端部７６における弦軸線ＡＣに対して平行な延長線ＡＣＥによって示されているように、弦軸線ＡＣの延長に対する第１のフラップ部分８０ａのフラップ角度φによって図３に示されている。同様に、第２のフラップ部分８０ｂの向きは、ストラットシールド６８の下流端部７６における弦軸線ＡＣに対して平行な延長線ＡＣＥによって示されているように、弦軸線ＡＣの延長に対する第２のフラップ部分８０ｂのフラップ角度θによって図３に示されている。第２のフラップ部分８０ｂの角度θは、第１のフラップ部分８０ａの周方向の向きとは異なる、第２のフラップ部分８０ｂの周方向の向きを示している。すなわち、第２のフラップ部分８０ｂは、流路５０におけるガス流を、第１のフラップ部分８０ａによって規定された流れ方向とは異なる周方向に方向付けるように向けられている。例えば、例示された構成では、第２のフラップ部分８０ｂは、弦軸線ＡＣの、第１のフラップ部分８０ａとは反対の側へ向けられている。 Orientation of the first flap portion 80a is of strut shield 68 as indicated by the parallel extension A CE relative chord axis A C at the downstream end portion 76, the first for the extension of the chord axis A C This is illustrated in FIG. 3 by the flap angle φ of the flap portion 80a. For Similarly, the orientation of the second flap portion 80b, as shown by parallel extension A CE relative chord axis A C at the downstream end 76 of the strut shield 68, the extension of the chord axis A C This is illustrated in FIG. 3 by the flap angle θ of the second flap portion 80b. The angle θ of the second flap portion 80b indicates the circumferential direction of the second flap portion 80b, which is different from the circumferential direction of the first flap portion 80a. That is, the second flap portion 80b is directed to direct the gas flow in the flow path 50 in a circumferential direction different from the flow direction defined by the first flap portion 80a. For example, in the illustrated construction, the second flap portion 80b is the chord axis A C, is directed to the side opposite to the first flap portion 80a.

図４を参照すると、ストラット構造６４の構成は、本発明の１つの態様を示している。第１のフラップ部分８０ａのフラップ角θの周方向は、連続するストラット構造６４Ａ〜６４Ｆの第１のフラップ部分８０ａの位置を比較すれば分かるように、周方向で隣接する第１のフラップ部分８０ａに関して、交互になっているすなわち弦軸線ＡＣの反対側に位置している（図８も参照）。同様に、第１のフラップ部分８０ａに対して反対に向けられた第２のフラップ部分８０ｂのフラップ角φの周方向は、連続するストラット構造６４Ａ〜６４Ｆの第２のフラップ部分８０ｂの位置を比較すれば分かるように、周方向に隣接する第２のフラップ部分８０ｂに関して交互になっている（図８も参照）。 Referring to FIG. 4, the configuration of the strut structure 64 illustrates one aspect of the present invention. Circumferential direction of the flap angle θ of the first flap portion 80a, as can be seen by comparing the position of the first flap portion 80a of the continuous strut structure 64 A to 64 F, a first flap adjacent to each other in the circumferential direction with reference to portions 80a, located on the opposite side of which i.e. chordal axis a C alternating (see also FIG. 8). Similarly, the circumferential direction of the flap angle φ of the second flap portion 80b directed counter to the first flap portion 80a, the position of the second flap portion 80b contiguous strut structure 64 A to 64 F As can be seen from comparison, the second flap portions 80b adjacent to each other in the circumferential direction are alternated (see also FIG. 8).

図８を参照すると、図４のストラット構造の構成のための第１および第２のフラップ８０ａ，８０ｂの配置は、ストラット構造６４の下流において旋回流、すなわち逆回転の渦を提供するように設計されており、ストラット構造６４は、流れ矢印８４ＯＵＴによって示された半径方向外方への移動と、流れ矢印８４ＩＮによって示された半径方向内方への移動とを生ぜしめ、その結果、流れの混合を生ぜしめ、速度分布をより均一にする。例えば、ディフューザシェル５２におけるよりもハブ５８においてより高い流速を有する、ハブにおける強い流れの場合、フラップ部分８０ａ，８０ｂによって提供される流れ混合は、より低速の流れをディフューザシェル５２から内方へ移動させ、より高速の流れをハブ５２から外方へ移動させて、ディフューザ４０を通過する流れにおける速度のばらつきを減じる。特に、前述の後縁フラップ８０は、ディフューザシェル５２への改良された付着、およびハブ５８に隣接した領域における強い流れの増大した外方への混合とともに、より強い外径流れ分布を提供するように、ハブにおける強い流れを変化させることができる。 Referring to FIG. 8, the arrangement of the first and second flaps 80a, 80b for the strut structure configuration of FIG. 4 is designed to provide a swirling flow, ie counter-rotating vortex, downstream of the strut structure 64. The strut structure 64 causes a radially outward movement indicated by the flow arrow 84 OUT and a radially inward movement indicated by the flow arrow 84 IN , resulting in a flow The velocity distribution becomes more uniform. For example, in the case of strong flow at the hub having a higher flow velocity at the hub 58 than at the diffuser shell 52, the flow mixing provided by the flap portions 80a, 80b will move the slower flow inward from the diffuser shell 52. The higher speed flow away from the hub 52 to reduce the speed variation in the flow through the diffuser 40. In particular, the trailing edge flap 80 described above provides a stronger outer diameter flow distribution with improved adhesion to the diffuser shell 52 and increased outward mixing of strong flow in the region adjacent to the hub 58. In addition, the strong flow in the hub can be changed.

図４の構成において、図８の構成のように、エンジンの前側から下流方向を見たときに、反時計回り方向に傾斜させられたフラップ８０ａ，８０ｂを、正の角度を有すると呼んでもよく、時計回り方向に傾斜させられたフラップ８０ａ，８０ｂを、負の角度を有すると呼んでもよい。正および負の角度についてのこの慣例は、エンジンの前側から見たときに、反時計回り方向に回転するロータを有するエンジンに関して行われる。   In the configuration of FIG. 4, the flaps 80a and 80b inclined in the counterclockwise direction when viewed in the downstream direction from the front side of the engine as in the configuration of FIG. 8 may be referred to as having a positive angle. The flaps 80a, 80b inclined in the clockwise direction may be referred to as having a negative angle. This convention for positive and negative angles is done for engines with rotors that rotate counterclockwise when viewed from the front of the engine.

図５は、代替的な構成を示している。第１のフラップ部分８０ａのためのフラップ角φの周方向は、全て同じ（正の）方向に、弦軸線ＡＣに関して同じ角度で向けられており、第２のフラップ部分８０ｂのフラップ角θは、全て同じ（負の）方向に、弦軸線ＡＣに関して同じ角度で向けられている。例示された構成では、第１のフラップ部分８０ａは、弦軸線ＡＣの一方の側へ傾斜させられており、第２のフラップ部分８０ｂは、弦軸線ＡＣの反対側へ傾斜させられている。図５の構成は、図４について説明した構成よりも少ない半径方向混合を提供するかもしれないが、エンジンのタービンセクションから出てくる流れの特性に応じて、異なる混合効果が望ましい場合もあることが理解されるであろう。 FIG. 5 shows an alternative configuration. Circumferential direction of the flap angle φ for the first flap portion 80a are all the same (positive) direction, it is directed at the same angle with respect to the chord axis A C, the flap angle θ of the second flap portion 80b all the same (negative) direction, are oriented at the same angle with respect to the chord axis a C. In the illustrated configuration, the first flap portion 80a is caused to tilt to one side of the chordal axis A C, the second flap portion 80b is allowed to tilt to the opposite chord axis A C . The configuration of FIG. 5 may provide less radial mixing than the configuration described for FIG. 4, but different mixing effects may be desirable depending on the characteristics of the flow exiting the turbine section of the engine. Will be understood.

さらに、上記の説明は、排ガスの典型的な、ハブにおける強い流れに関するものであるが、フラップ部分８０ａ，８０ｂの構成は、ハブ５８に隣接する排ガスのより弱い流れなど、その他の流れ条件に対応するように提供されてもよいことが理解されるであろう。   Furthermore, while the above description relates to a typical exhaust gas strong flow in the hub, the configuration of the flap portions 80a, 80b accommodates other flow conditions, such as a weaker exhaust gas flow adjacent to the hub 58. It will be understood that it may be provided as such.

後縁フラップ８０は、ストラットシールド６８の上流端部７４における前縁から後縁フラップ８０の後縁までの、ストラットシールド６８および後縁フラップ８０が組み合わされた軸方向範囲の全長の実質的な部分を形成している。例えば、後縁フラップ８０は全長の約２０％〜４０％であってもよく、より好適には、全長の約２５％〜３０％であってもよい。   The trailing edge flap 80 is a substantial portion of the total axial extent of the combined strut shield 68 and trailing edge flap 80 from the leading edge to the trailing edge of the trailing edge flap 80 at the upstream end 74 of the strut shield 68. Is forming. For example, the trailing edge flap 80 may be about 20% to 40% of the total length, and more preferably about 25% to 30% of the total length.

フラップ部分８０ａ，８０ｂの角度φ，θは、弦軸線ＡＣに関して反対方向に同じ値を有してもよいし、または異なる値を有してもよい。特に、周方向で隣接するストラット構造６４の間の間隔は、半径方向外方に向かって増大しているので、所望のスワール条件が、第２のフラップ部分８０ｂを第１のフラップ部分８０ａの角度φよりも大きな角度θに位置決めすることを必要とすることがある。さらに、フラップ部分８０ａ，８０ｂが両方とも、弦軸線ＡＣの同じ側へ、ただしフラップ部分８０ａ，８０ｂの位置が角度φ，θの異なる値を規定しながら延びていてもよいことが理解されるべきである。 Flap portion 80a, the angle of 80b phi, theta may have the same value in the opposite direction with respect to the chord axis A C, or may have different values. In particular, since the spacing between circumferentially adjacent strut structures 64 increases radially outward, the desired swirl condition causes the second flap portion 80b to be at an angle of the first flap portion 80a. It may be necessary to position at an angle θ greater than φ. Further, flap portion 80a, both 80b is, the same side of the chord axis A C, however flap portion 80a, the position of 80b it is understood that the angle phi, may extend while defining the different values of θ Should.

また、フラップ部分８０ａ，８０ｂは、ストラットシールド６８の下流端部７６の内側および外側のスパンの部分のみに沿って形成されていてもよい。例えば、本発明の範囲において、各フラップ部分８０ａおよび８０ｂは、中間位置８２から半径方向に、それぞれハブ５８およびディフューザシェル５２に向かう距離の一部だけ延びていてもよい。   Further, the flap portions 80 a and 80 b may be formed along only the inner and outer span portions of the downstream end portion 76 of the strut shield 68. For example, within the scope of the present invention, each flap portion 80a and 80b may extend radially from the intermediate position 82 by a portion of the distance toward the hub 58 and diffuser shell 52, respectively.

図６は、後縁フラップ８０に対する選択的な変更を示している。スプリッタプレート８６は、第１および第２のフラップ部分８０ａ，８０ｂの間の中間位置８２に設けられてもよい。スプリッタプレート８６は、ほぼ平坦なディバイダであり、軸方向および周方向に延びる平面に位置しており、半径方向流れを制限し、かつ第１および第２のフラップ部分８０ａ，８０ｂの間の機械的剛性を高める。スプリッタプレート８６の平面は、ストラットシールド６８のスパン方向または半径方向に対して垂直に延びている。加えて、スプリッタプレート８６は、フラップ部分８０ａ，８０ｂの角度位置にほぼ一致する外縁部８６ａ，８６ｂを有する三角形の構成を備えて形成されてもよく、好適には、溶接結合などによってフラップ部分８０ａ，８０ｂに取り付けられ、これによって後縁フラップ８０の剛性を増大させる。   FIG. 6 shows a selective change to the trailing edge flap 80. The splitter plate 86 may be provided at an intermediate position 82 between the first and second flap portions 80a and 80b. The splitter plate 86 is a substantially flat divider, located in an axially and circumferentially extending plane, restricting radial flow and mechanical between the first and second flap portions 80a, 80b. Increase rigidity. The plane of the splitter plate 86 extends perpendicular to the span direction or radial direction of the strut shield 68. In addition, the splitter plate 86 may be formed with a triangular configuration having outer edges 86a, 86b that substantially coincide with the angular position of the flap portions 80a, 80b, preferably by means of a welded joint or the like. , 80b, thereby increasing the rigidity of the trailing edge flap 80.

図７は、後縁フラップ８０の代替的な構成を示している。後縁フラップ８０は、第１のフラップ部分８０ａおよび第２のフラップ部分８０ｂの双方を形成する連続的な材料ストリップ８８から形成されてもよい。特に、材料ストリップ８８は、第１のフラップ部分８０ａによって規定された角度から第２のフラップ部分８０ｂによって規定された角度への滑らかな移行部を規定する、中間位置８２における曲がった移行領域８０ｃを備えて形成されてもよい。   FIG. 7 shows an alternative configuration of the trailing edge flap 80. The trailing edge flap 80 may be formed from a continuous strip of material 88 that forms both the first flap portion 80a and the second flap portion 80b. In particular, the material strip 88 has a curved transition region 80c at an intermediate position 82 that defines a smooth transition from an angle defined by the first flap portion 80a to an angle defined by the second flap portion 80b. It may be formed.

図９を参照すると、後縁フラップ８０に対する選択的な変更が示されており、この場合、フラップ部分８０ａ，８０ｂはストラットシールド６８に対して可動である。例示された実施の形態では、フラップ部分８０ａ，８０ｂは、回転軸ＡＰを中心として回転運動するように支持されている。各フラップ部分８０ａ，８０ｂは、図１に概略的に示されたアクチュエータ９０ａ，９０ｂによって示されているようなそれぞれのアクチュエータによって、回転運動するように作動させられてよい。アクチュエータ９０ａ，９０ｂは、ピボットリンク９２ａ，９２ｂによってフラップ部分８０ａ，８０ｂに接続されていてもよいし、１つの作動されるテールセクション用のアクチュエータを示している米国特許第６７９２７５８号明細書に示されているように、公知のアクチュエータおよびリンク構造を有してもよい。この特許は、引用によりその全体が本明細書に組み込まれる。フラップ部分８０ａ，８０ｂは、例えば、共通の回転軸ＡＰを中心とする回転運動のために、ストラットシールド６８の下流端部７６を半径方向に通って延びるそれぞれの同心状のピボットロッド９４ａ，９４ｂによって支持されているか、または別々の回転軸を有するピボットエレメントによって支持されていてもよい。第１のフラップ部分８０ａは全て、１つのアクチュエータによって同時に移動するようにリンクされていてもよいし、第２のフラップ部分８０ｂは全て、１つのアクチュエータによって同時に移動するようにリンクされていてもよいし、それぞれのフラップ部分８０ａ，８０ｂの間のリンクは、米国特許第６７９２７５８号明細書に示されたものと同様の形式で構成されていてもよい。 Referring to FIG. 9, a selective change to the trailing edge flap 80 is shown, where the flap portions 80 a, 80 b are movable relative to the strut shield 68. In the illustrated embodiment, the flap portions 80a, 80b are supported for rotational movement about the rotation axis A P. Each flap portion 80a, 80b may be actuated for rotational movement by a respective actuator as shown by actuators 90a, 90b schematically shown in FIG. The actuators 90a, 90b may be connected to the flap portions 80a, 80b by pivot links 92a, 92b and are shown in US Pat. No. 6,792,758 showing an actuator for one actuated tail section. As shown, the actuator and link structure may be known. This patent is incorporated herein by reference in its entirety. Flap portion 80a, 80b is, for example, common for the rotational movement about the rotation axis A P, each concentric pivot rod 94a extending through the downstream end 76 of the strut shield 68 in the radial direction, 94b Or may be supported by a pivot element having a separate axis of rotation. All of the first flap portions 80a may be linked to move simultaneously by one actuator, or all of the second flap portions 80b may be linked to move simultaneously by one actuator. However, the link between the respective flap portions 80a, 80b may be configured in a manner similar to that shown in US Pat. No. 6,792,758.

可動なフラップ部分８０ａ，８０ｂは、ディフューザ４０に流入する排ガスの効率的な混合を提供するために、エンジンの作動条件の変化に応答して作動させられてもよい。例えば、フラップ部分８０ａ，８０ｂは、ベース負荷運転の間は、ディフューザ４０を通る排ガスの効率的な膨張を提供する初期位置に配置されてよく、フラップ部分８０ａ，８０ｂは、エンジンの部分負荷運転の間または非設計周囲空気入口温度条件の間は、ディフューザ４０を通る排ガスの効率的な膨張を提供する第２の位置に配置転換されてもよい。   The movable flap portions 80a, 80b may be activated in response to changes in engine operating conditions to provide efficient mixing of the exhaust gas flowing into the diffuser 40. For example, the flap portions 80a, 80b may be placed in an initial position that provides for efficient expansion of exhaust gas through the diffuser 40 during base load operation, and the flap portions 80a, 80b are used for engine partial load operation. During or during non-design ambient air inlet temperature conditions, it may be relocated to a second position that provides efficient expansion of the exhaust gas through the diffuser 40.

図９に示されたストラット構造６４の構成は、ストラットシールド６８の側部７８ａ，７８ｂによって形成された輪郭の続きとして形成されたフラップ部分８０ａ，８０ｂを示している。図３〜図５に関して説明されているような、所定の位置に永久に固定されたフラップ部分８０ａ，８０ｂを有するストラット構造６４は、ストラットシールド６８とフラップ部分８０ａ，８０ｂとの間に類似の連続的な輪郭を備えて形成されてもよいことにも注意すべきである。   The configuration of the strut structure 64 shown in FIG. 9 shows flap portions 80a, 80b formed as a continuation of the contour formed by the sides 78a, 78b of the strut shield 68. A strut structure 64 having flap portions 80a, 80b permanently fixed in place, as described with respect to FIGS. 3-5, is similar to the continuous strut shield 68 and flap portions 80a, 80b. It should also be noted that it may be formed with a general contour.

本発明の特定の実施の形態について例示および説明してきたが、本発明の思想および範囲から逸脱することなく様々なその他の変更および改変をなし得ることは当業者には明らかであろう。したがって、本発明の範囲内の全てのこのような変更および改変を添付の請求項に包含するように意図されている。   While particular embodiments of the present invention have been illustrated and described, it would be obvious to those skilled in the art that various other changes and modifications can be made without departing from the spirit and scope of the invention. Accordingly, it is intended to embrace all such changes and modifications as fall within the scope of the invention.

Claims (18)

タービン排気セクションを有するガスタービンエンジンにおいて、
一対の同心状に間隔を置いて配置されたリングと、
前記リングの間に半径方向に延びた、該リングを接続および支持する複数のストラット構造であって、該ストラット構造は、回転ブレードの最終列の下流に支持され、かつ本体部分を有しており、該本体部分は、エンジンを通る軸方向ガス流の方向に、延在した弦寸法を有しており、前記本体部分の上流端部から前記ストラット構造の下流端部に向かって下流方向へ延びる弦軸線を規定している、ストラット構造と、
各本体部分の下流端部に配置された後縁フラップであって、該後縁フラップは、第１および第２のスパン方向部分を有しており、前記第１のスパン方向部分は、前記本体部分の前記弦軸線に対して所定の角度で流れを方向付けるように向けられており、前記第２のスパン方向部分は、前記第１のスパン方向部分の角度とは異なる角度である方向に流れを方向付けるように向けられている、後縁フラップと、
を備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン。 In a gas turbine engine having a turbine exhaust section,
A pair of concentrically spaced rings;
A plurality of strut structures extending radially between the rings for connecting and supporting the rings, the strut structures being supported downstream of the last row of rotating blades and having a body portion The body portion has a chord dimension extending in the direction of axial gas flow through the engine and extends downstream from the upstream end of the body portion toward the downstream end of the strut structure. A strut structure defining the chord axis;
A trailing edge flap disposed at a downstream end of each body portion, the trailing edge flap having first and second span direction portions, wherein the first span direction portion is the body portion. Directed to direct flow at a predetermined angle with respect to the chord axis of the portion, the second span direction portion flowing in a direction that is different from the angle of the first span direction portion. A trailing edge flap that is oriented to direct the
A gas turbine engine comprising: 前記第１のスパン方向部分は、前記弦軸線の第１の側への方向でフラップ角を規定しており、前記第２のスパン方向部分は、前記弦軸線の、前記第１の側とは反対の第２の側への方向でフラップ角を規定している、請求項１記載のガスタービンエンジン。   The first span direction portion defines a flap angle in a direction toward the first side of the chord axis, and the second span direction portion is defined as the first side of the chord axis. The gas turbine engine of claim 1, wherein the flap angle is defined in a direction toward the opposite second side. 前記第１のスパン方向部分のフラップ角の方向は、周方向で隣接する第１のスパン方向部分に関して交互になっており、前記第２のスパン方向部分のフラップ角の方向は、周方向で隣接する第２のスパン方向部分に関して交互になっている、請求項２記載のガスタービンエンジン。   The direction of the flap angle of the first span direction portion is alternating with respect to the first span direction portion adjacent in the circumferential direction, and the direction of the flap angle of the second span direction portion is adjacent in the circumferential direction. The gas turbine engine of claim 2, wherein the gas turbine engine alternates with respect to the second spanwise portion. 各第１のスパン方向部分のフラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられており、各第２のスパン方向部分のフラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられている、請求項２記載のガスタービンエンジン。   The flap angle directions of each first span direction portion are all directed in the same direction, and the flap angle directions of each second span direction portion are all directed in the same direction. Gas turbine engine. 前記第１のスパン方向部分は、スパン方向中間位置から、前記ストラット構造に沿って前記リングのうち内側のリングに向かって延びており、前記第２のスパン方向部分は、中間位置から前記リングのうち外側のリングに向かって延びている、請求項１記載のガスタービンエンジン。   The first span direction portion extends from an intermediate span direction position along the strut structure toward an inner ring of the ring, and the second span direction portion extends from the intermediate position of the ring. The gas turbine engine according to claim 1, wherein the gas turbine engine extends toward an outer ring. 前記スパン方向中間位置は、前記本体のスパン中央に位置している。請求項５記載のガスタービンエンジン。   The intermediate position in the span direction is located at the center of the span of the main body. The gas turbine engine according to claim 5. 前記ストラット構造は、翼形シールドによって包囲されたストラットを有しており、前記ストラット構造は、エンジン用の排気ディフューザの上流端部に配置されている、請求項１記載のガスタービンエンジン。   The gas turbine engine of claim 1, wherein the strut structure includes a strut surrounded by an airfoil shield, the strut structure being disposed at an upstream end of an exhaust diffuser for the engine. 前記第１および第２のスパン方向部分は、前記本体に対して可動であり、前記第１のスパン方向部分は、前記第２のスパン方向部分から独立して可動である、請求項１記載のガスタービンエンジン。   The first and second span direction portions are moveable relative to the body, and the first span direction portion is moveable independently of the second span direction portion. Gas turbine engine. 前記第１および第２のスパン方向部分の間のスパン方向移行部と交差する軸方向および周方向に延びる平面に位置し、前記第１および第２のスパン方向部分の間の半径方向流れを制限する、平坦なディバイダを備える、請求項１記載のガスタービンエンジン。   Located in an axially and circumferentially extending plane that intersects the span transition between the first and second spanwise portions and restricts radial flow between the first and second spanwise portions The gas turbine engine of claim 1, comprising a flat divider. ガスタービンエンジン内の排気ディフューザであって、
環状ガス通路を形成する内側シュラウドおよび外側シュラウドと、
前記内側シュラウドを前記外側シュラウドに接続し、かつ回転ブレードの最終列の下流において前記ガス通路内に配置された複数のストラットと、
前記ストラットを包囲する翼形のシールドであって、各シールドは、上流の前縁を有する本体を有し、該本体は、前記シールドの前記前縁から下流端部に向かって下流軸方向へ延びる弦軸線を規定している、翼形のシールドと、
各シールドの前記下流端部に配置された後縁フラップであって、該後縁フラップは、第１および第２のスパン方向部分を有しており、前記第１のスパン方向部分は、前記本体の前記弦軸線に対して所定の角度で流れを方向付けるように向けられており、前記第２のスパン方向部分は、前記第１のスパン方向部分の角度とは異なる角度である方向に流れを方向付けるように向けられている、後縁フラップと、
を備えることを特徴とする、排気ディフューザ。 An exhaust diffuser in a gas turbine engine,
An inner shroud and an outer shroud forming an annular gas passage;
A plurality of struts connecting the inner shroud to the outer shroud and disposed in the gas passage downstream of the last row of rotating blades;
An airfoil shield surrounding the struts, each shield having a body having an upstream leading edge, the body extending in a downstream axial direction from the leading edge of the shield toward a downstream end. An airfoil shield defining the chord axis, and
A trailing edge flap disposed at the downstream end of each shield, the trailing edge flap having first and second spanning portions, wherein the first spanning portion is the body; Directed to direct flow at a predetermined angle with respect to the chord axis, wherein the second span direction portion is directed in a direction that is different from the angle of the first span direction portion. A trailing edge flap, oriented to direct,
An exhaust diffuser characterized by comprising: 各シールドのために、前記第１のスパン方向部分は、前記弦軸線の第１の側への方向でフラップ角を規定しており、前記第２のスパン方向部分は、前記弦軸線の、前記第１の側とは反対の第２の側への方向でフラップ角を規定している、請求項１０記載の排気ディフューザ。   For each shield, the first span direction portion defines a flap angle in a direction toward the first side of the chord axis, and the second span direction portion is the chord axis of the chord axis The exhaust diffuser according to claim 10, wherein the flap angle is defined in a direction toward the second side opposite to the first side. 前記第１のスパン方向部分の前記フラップ角の方向は、周方向で隣接する前記第１のスパン方向部分に関して交互になっており、前記第２のスパン方向部分の前記フラップ角の方向は、周方向で隣接する前記第２のスパン方向部分に関して交互になっている、請求項１１記載のガスタービンエンジン。   The direction of the flap angle of the first span direction portion is alternating with respect to the first span direction portion adjacent in the circumferential direction, and the direction of the flap angle of the second span direction portion is the circumferential direction. The gas turbine engine of claim 11, alternated with respect to the second spanwise portions adjacent in direction. 各第１のスパン方向部分の前記フラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられており、各第２のスパン方向部分の前記フラップ角の方向は、全て同じ方向に向けられている、請求項１１記載のガスタービンエンジン。   The directions of the flap angles of each first span direction portion are all oriented in the same direction, and the directions of the flap angles of each second span direction portion are all oriented in the same direction. 11. The gas turbine engine according to 11. 前記第１のスパン方向部分は、スパン方向中間位置から、前記シールドに沿って前記内側シュラウドに向かって延びており、前記第２のスパン方向部分は、中間位置から前記外側シュラウドに向かって延びている、請求項１０記載のガスタービンエンジン。   The first span direction portion extends from an intermediate span position toward the inner shroud along the shield, and the second span direction portion extends from the intermediate position toward the outer shroud. The gas turbine engine according to claim 10. 前記スパン方向中間位置は、前記シールドのスパン中央に位置している。請求項１４記載のガスタービンエンジン。   The intermediate position in the span direction is located at the center of the span of the shield. The gas turbine engine according to claim 14. 前記第１および第２のスパン方向部分は、前記弦軸線に対して可動である、請求項１０記載のガスタービンエンジン。   The gas turbine engine of claim 10, wherein the first and second spanwise portions are movable relative to the chord axis. 前記第２のスパン方向部分から独立した移動において前記第１のスパン方向部分を作動させるために、前記第１および第２のスパン方向部分に接続されたアクチュエータを備える、請求項１６記載のガスタービンエンジン。   The gas turbine of claim 16, comprising an actuator connected to the first and second spanning portions to actuate the first spanning portion in movement independent of the second spanning portion. engine. 前記第１および第２のスパン方向部分の間のスパン方向移行部と交差する軸方向および周方向に延びる平面に位置し、前記第１および第２のスパン方向部分の間の半径方向流れを制限する、平坦なディバイダを備える、請求項１０記載のガスタービンエンジン。   Located in an axially and circumferentially extending plane that intersects the span transition between the first and second spanwise portions and restricts radial flow between the first and second spanwise portions The gas turbine engine of claim 10, comprising a flat divider.
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